CN105283383B - 飞机地面升力卸减飞行控制功能 - Google Patents

飞机地面升力卸减飞行控制功能 Download PDF

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Abstract

飞机的飞行控制系统包括执行地面升力卸减功能的至少一个飞行控制计算机，该地面升力卸减功能使位于飞机的翼上的扰流器选择性伸展到在翼之上通过的气流内。至少一个飞行控制计算机包括配备逻辑，其对指示飞机参数的输入信号做出响应以在飞机的某些操作阶段期间自动配备地面升力卸减功能。至少一个飞行控制计算机包括扰流器展开逻辑，其对指示地面升力功能被配备的来自配备逻辑的配备信号做出响应以将扰流器展开到其在飞机的翼之上通过的气流内的伸展位置上以当飞机在地面上时协助停止飞机。

Description

飞机地面升力卸减飞行控制功能
相关申请的交叉引用和优先权的要求
本申请要求2013年6月14日提交的临时专利申请号61/835,184的优先权，其全部内容特此通过引用被并入。
发明领域
本发明通常涉及飞机的飞行控制系统，且特别是涉及飞机飞行控制系统，其允许在飞行控制系统内的地面升力卸减功能的自动解除配备，地面升力卸减功能当被激活时实现飞机的提高的安全制动或停止性能。
发明背景
在飞机飞行控制系统内的地面升力卸减功能是已知的。这个功能通常涉及在飞机飞行的某些阶段期间位于飞机的翼的顶表面上的多个“扰流器”飞行控制表面中的一些或全部的运动的控制。运动一般涉及一些或所有扰流器被充分伸展或展开到在飞机翼之上通过的气流内的位置内。所展开的扰流器明显减小扰流器的位于飞机机尾的翼部分的升力(以及增加或增大在飞机的翼上的阻力)。这通常在飞机在飞行中之后在地面上或在被拒绝的飞机起飞条件期间在地面上且驾驶员必须在起飞之前停止飞机时出现。在任一关键飞行阶段中，扰流器的展开使飞机缓慢，从而协助飞机的制动。更具体地，地面升力卸减功能帮助保持起落装置的轮子与地面接触，从而提高飞机的制动效率。地面升力卸减功能因此帮助驾驶员实现飞机的更可控制的停止。
现代飞机一般具有可在每个翼上“向内”(即相对接近飞机机身)定位的一对地面扰流器(一个在每个翼的顶表面上)。这些地面扰流器通常只起作用来协助飞机的停止。因此，它们通常只有两个位置：在正常飞行中飞机操作期间完全缩回，以及当飞机在地面上以协助停止飞机时完全伸展或展开。
这些现代飞机也可具有位于每个翼的顶表面上例如在翼上的中跨点或更外侧处的一个或多个多功能扰流器。这些扰流器也可与地面扰流器类似地被使用以当飞机在飞机飞行之后或在被拒绝的起飞之后在地面上时帮助停止飞机。因此，每个多功能扰流器被指挥到它的完全伸展或展开位置，类似于地面扰流器。这也可允许在飞机仍然在飞行中时且在着陆之前驾驶员开始将阻力(drag)条件置于飞机上。
然而，与只有两个操作位置(例如完全缩回和完全展开)的地面扰流器相反，多功能扰流器也可在完全伸展和展开位置之间的多个“受控角”位置处操作。这允许多功能扰流器协助驾驶员控制飞机的滚转。当用于控制飞机滚转时，多功能扰流器可非对称地被展开。使用多功能扰流器的飞机滚转控制可手动地由驾驶员或副驾驶员或当自动驾驶仪被使用自动地由飞机飞行控制系统实现。
一般，多功能扰流器手动地被指挥以由驾驶员或副驾驶员使用位于驾驶员座舱的中央控制台中的控制杠杆或由驾驶员或副驾驶员使用他/她的压杆或轭控制器来移动。通常，每个多功能扰流器的位置与由驾驶员给出的手动命令成比例。此外，在地面升力卸减功能中，一般地面扰流器在被指挥时都一前一后地移动，且所有多功能扰流器一起移动相同的量。在地面升力卸减功能中，避免“非对称”扰流器展开条件通常是合乎需要的，在这个展开条件中，在一个翼上的扰流器之一被展开，但在另一翼上的相对的或“相配的”扰流器不展开。这可对飞机引起危险条件。
因此，在飞机飞行控制内的地面升力卸减功能，不管是现代“电传飞行(fly-by-wire)”型的飞行控制系统还是更传统的机械或水力机械型的飞行控制系统，必须在飞机的关键阶段期间运行。因此，地面升力卸减功能理想地应设计成满足相对严格的安全要求。
已知在飞机飞行控制系统内的地面升力功能一般被配备用于在扰流器的展开之前激活。配备通常由驾驶员或副驾驶员执行，且它已知例如由在飞机飞行期间的某个时间点(例如恰好在着陆之前)激活按钮或杠杆的驾驶员之一手动地执行。相反，地面升力功能一般在其它飞行阶段(例如滑行或停放阶段期间)期间被解除配备。这种类型的手动配备增加了驾驶员的工作量，且因此可导致程序上的错误。例如，如果驾驶员未能在特定的时间正确地配备地面升力功能，则可能有扰流器的展开可能不及时出现或可能根本不出现的风险。这可导致对飞机的危险和甚至灾难性的影响。
所需要的是在飞机飞行控制系统内的提高的地面升力卸减功能，其中功能的配备被自动执行，从而消除与在上文中提到的驾驶员对地面升力卸减功能的手动配备相关的风险。
发明内容
根据本发明的实施方案，飞机的飞行控制系统包括执行地面升力卸减功能的至少一个飞行控制计算机，该地面升力卸减功能使位于飞机的翼上的扰流器选择性伸展到在翼之上通过的气流内。至少一个飞行控制计算机包括配备逻辑，其对指示飞机参数的输入信号做出响应以在飞机的某些操作阶段期间自动配备地面升力卸减功能。至少一个飞行控制计算机包括扰流器展开逻辑，其对指示地面升力功能被配备的来自配备逻辑的配备信号做出响应以将扰流器展开到其在飞机的翼之上通过的气流内的伸展位置上以当飞机在地面上时协助停止飞机。
在本发明的有利的实施方案中，扰流器包括地面扰流器和多功能扰流器中的至少一个。
在本发明的有利的实施方案中，其中地面升力卸减功能被自动配备的飞机操作的某些阶段包括在飞机在飞行阶段之后的在地面上阶段。
在本发明的有利的实施方案中，其中地面升力卸减功能被自动配备的飞机操作的某些阶段包括飞机的起飞调节，使得扰流器可展开到其伸展位置内以在起飞在飞机起飞之前终止时协助停止飞机。
在本发明的有利的实施方案中，至少一个飞行控制计算机包括配备逻辑，其对指示飞机参数的输入信号做出响应以在飞机操作的某些阶段期间自动解除配备地面升力卸减功能。
在本发明的有利的实施方案中，其中地面升力卸减功能被自动解除配备的飞机操作的某些阶段包括滑行阶段。
在本发明的有利的实施方案中，其中地面升力卸减功能被自动解除配备的飞机操作的某些阶段包括停放阶段。
在本发明的有利的实施方案中，扰流器展开逻辑也对来自在飞机中的驾驶员座舱中的杠杆的信号做出响应，其中杠杆由驾驶员座舱中的驾驶员可移动。
在本发明的有利的实施方案中，当地面升力卸减功能被配备以由驾驶员座舱中的驾驶员将扰流器移动到与杠杆的运动的量成比例的位置上时，扰流器展开逻辑也对来自在驾驶员座舱中的杠杆的信号做出响应，从而影响在飞机的翼上的升力和阻力的量。
在本发明的有利的实施方案中，飞行控制计算机包括飞机的电传飞行类型的飞行控制系统的一部分。
在本发明的有利的实施方案中，输入信号包括指示在地面之上的飞机的高度的飞机高度信号、指示飞机的重量的轮上重量信号和指示飞机的一个或多个轮的速度的轮速信号中的至少一个。
在本发明的有利的实施方案中，输入信号包括指示在地面之上的飞机的高度的飞机高度信号、指示飞机的重量的轮上重量信号和指示飞机的一个或多个轮的速度的轮速信号中的至少一个；以及当飞机高度信号是无效的且轮上重量信号不给出飞机的重量的指示时，扰流器展开逻辑可操作来响应于具有预定特性的轮速信号来展开位于翼上的扰流器。
根据本发明的另一实施方案，公开了用于实现飞机的飞行控制系统内的地面升力卸减功能的方法。该方法包括下面的步骤：检查飞机是否在滑行阶段或停放阶段中，且如果是，则自动解除配备地面升力卸减功能。该方法还包括下面的步骤：检查飞机是否在起飞阶段中和在飞行中阶段中之一中，且如果是，则自动配备地面升力卸减功能。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：其中自动配备地面升力卸减功能的步骤基于指示在地面之上的飞机的高度的飞机高度信号、指示飞机的重量的轮上重量信号和指示飞机的一个或多个轮的速度的轮速信号中的至少一个。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：当飞机高度信号是无效的且轮上重量信号不给出飞机的重量的指示时，响应于具有预定特性的轮速信号来展开位于飞机的翼上的扰流器。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：检查突进命令是否在空闲条件中以及在飞机上的至少一个主起落装置是否在地面上，且如果是，则将飞机上的至少两个地面升力扰流器激活到完全展开条件中。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：检查在飞机上的两个主起落装置是否都在地面上，且如果是，则将至少两个地面扰流器激活到完全展开条件中且也将多个多功能扰流器中的至少一些激活到完全展开条件中。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：如果检查飞机是否在起飞阶段中或在飞行中阶段中的结果指示飞机不在起飞阶段中或不在飞行中阶段中，则该方法分支回到检查飞机是否在滑行阶段中或在停放阶段中的步骤。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：在自动配备地面升力卸减功能之后，该方法分支回到检查飞机是否在滑行阶段中或在停放阶段中的步骤。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：如果检查突进命令是否在空闲条件中以及在飞机上的至少一个主起落装置是否在地面上的结果指示突进命令不在空闲条件中以及至少一个主起落装置不在地面上，则该方法分支回到检查突进命令是否在空闲条件中以及至少一个主起落装置是否在地面上的步骤。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：如果检查在飞机上的两个主起落装置是否都在地面上的步骤的结果指示两个主起落装置都不在地面上，则该方法分支回到检查飞机是否在滑行阶段中或在停放阶段中的步骤。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：在将至少两个地面扰流器激活到完全展开条件中且也将多个多功能扰流器中的至少一些激活到完全展开条件中的步骤之后，该方法分支回到检查飞机是否在滑行阶段中或在停放阶段中的步骤。
根据本发明的又一实施方案，公开了用于使用飞机飞行控制系统实现地面升力卸减功能的计算机程序产品，计算机程序产品包括非临时计算机可读存储介质，其具有随之体现的程序代码，程序代码由计算机、处理器或逻辑电路可读/可执行来执行包括下列操作的方法：检查飞机是否在滑行阶段或停放阶段中，且如果是，则自动解除配备地面升力卸减功能；以及检查飞机是否在起飞阶段中和在飞行中阶段中之一中，且如果是，则自动配备地面升力卸减功能。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：其中自动配备地面升力卸减功能的步骤基于指示在地面之上的飞机的高度的飞机高度信号、指示飞机的重量的轮上重量信号和指示飞机的一个或多个轮的速度的轮速信号中的至少一个。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：当飞机高度信号是无效的且轮上重量信号不给出飞机的重量的指示时，响应于具有预定特性的轮速信号来展开位于飞机的翼上的扰流器。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：检查突进命令是否在空闲条件中以及在飞机上的至少一个主起落装置是否在地面上，且如果是，则将飞机上的至少两个地面升力扰流器激活到完全展开条件中。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：检查在飞机上的两个主起落装置是否都在地面上，且如果是，则将至少两个地面扰流器激活到完全展开条件中且也将多个多功能扰流器中的至少一些激活到完全展开条件中。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：如果检查飞机是否在起飞阶段中或在飞行中阶段中的结果指示飞机不在起飞阶段中或不在飞行中阶段中，则该方法分支回到检查飞机是否在滑行阶段中或在停放阶段中的步骤。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：在自动配备地面升力卸减功能之后，该方法分支回到检查飞机是否在滑行阶段中或在停放阶段中的步骤。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：如果检查突进命令是否在空闲条件中以及在飞机上的至少一个主起落装置是否在地面上的结果指示突进命令不在空闲条件中以及至少一个主起落装置不在地面上，则该方法分支回到检查突进命令是否在空闲条件中以及至少一个主起落装置是否在地面上的步骤。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：如果检查在飞机上的两个主起落装置是否都在地面上的步骤的结果指示两个主起落装置都不在地面上，则该方法分支回到检查飞机是否在滑行阶段中或在停放阶段中的步骤。
在本发明的有利的实施方案中，该方法还包括下面的步骤：在将至少两个地面扰流器激活到完全展开条件中且也将多个多功能扰流器中的至少一些激活到完全展开条件中的步骤之后，该方法分支回到检查飞机是否在滑行阶段中或在停放阶段中的步骤。
本发明的实施方案提供在飞行包线期间的适当时间在飞机飞行控制系统内的地面升力卸减功能的完全自动配备和解除配备，从而提供扰流器的改进的激活和去激活，扰流器提供在飞机上的地面升力功能。
本发明的实施方案的优点包括驾驶员的工作量的相对减少，不必手动配备和解除配备在飞机的飞行控制系统内的地面升力功能，其中配备和解除配备功能现在由在飞机飞行控制系统内的地面升力卸减功能逻辑自动执行。不使驾驶员手动配备和解除配备地面升力功能的另外的优点包括减小驾驶员程序上的错误的可能性，如果驾驶员未能配备和/或解除配备地面升力功能或在飞机飞行包线期间的错误的时间这么做。
附图说明
可参考下面的附图理解本发明的各种实施方案。部件不一定按比例。此外在附图中，相似的参考数字在全部几个视图中表示相应的部件。
图1是根据本发明的实施方案的示出具有在地面升力功能中由飞机飞行控制系统控制的一个地面扰流器和四个多功能扰流器的翼之一的飞机的部分顶视图；
图2根据本发明的实施方案的具有地面升力卸减功能逻辑的飞机飞行控制系统的一部分的方框图；
图3是根据本发明的实施方案的图2的地面升力卸减功能逻辑的更详细方框图；以及
图4是根据本发明的实施方案的在实现地面升力卸减功能逻辑的方法中执行的步骤的流程图。
具体实施方式
在下面的描述和意图仅仅是例证性的例子中更特别地描述本发明，因为其中的很多修改和变化将对本领域中的技术人员明显。如在说明书中和权利要求中使用的，单数形式“a”、“an”和“the”可包括复数所指物，除非上下文另外清楚地规定。此外，如在说明书中和权利要求中使用的，术语“包括”可包括“由…组成”和“本质上由…组成”的实施方案。此外，本文公开的所有范围是包括端点的且是独立可组合的。
如在本文使用的，近似语言可被应用以修改可改变而不导致它所相关的基本功能中的变化的任何量化表示。相应地，在一些情况下，由一个或多个术语例如“约”和“实质上”修改的值可以不限于所规定的精确值。在至少一些实例中，近似语言可相应于用于测量值的仪器的精确度。
在本发明的实施方案中，飞机的飞行控制系统包括提供位于飞机的翼上的各种扰流器的激活和去激活的自动配备和解除配备的地面升力卸减功能逻辑，其当被激活时提供协助在跑道上的飞机的制动或停止的飞机的地面升力卸减功能。
从本发明的例证性实施方案的下面的详细描述和附图中，本发明的各种所公开的实施方案的前述和其它特征将更容易明显，其中相似的参考数字表示相似的元件。
参考图1，示出飞机10的部分顶视图，其示出具有都位于翼12的顶表面24上的一个地面扰流器14和四个多功能扰流器16-22的翼12之一(即左翼12)。扰流器14-22是表面，其相对于翼12的顶表面24的角位置在位于根据本发明的实施方案的飞机飞行控制系统内的地面升力功能逻辑中被控制。虽然未示出，应理解，飞机10的另一翼12(即右翼12)具有单个地面扰流器14和四个多功能扰流器16-22的“镜像”布置。此外，图1示出每一翼12单个地面扰流器14，地面扰流器14位于翼12上的向内位置处(即最接近飞机10的机身26)。然而，在本发明的实施方案中可利用每一翼12多于一个地面扰流器14。此外，图1示出每一翼12且近似地位于翼12上的中跨的四个多功能扰流器。然而，在本发明的实施方案中可利用四个多功能扰流器16-22，且这些扰流器16-22可位于除了翼12上的中跨位置以外的地方。所利用的地面扰流器14和多功能扰流器16-22的数量一般取决于当这些扰流器14-22都被展开时停止飞机所期望或需要的停止或制动能力的量。与当通过本发明的实施方案的地面升力功被展开时提供飞机10的大部分停止或制动能力的四对多功能扰流器16-22比较，只有一对地面扰流器14具有相对有限的飞机制动能力。
虽然未在图1中示出，飞机10的翼12一般具有位于其上的其它飞行控制表面，例如副翼、活动辅助翼和/或襟翼——其中没有一个是本发明的实施方案的部分。
如在上文中在“发明背景”章节中更详细描述的，地面扰流器14一般在两个位置的任一个上操作：第一位置，其中扰流器14在翼14内缩回或收进或与翼12的顶表面24平齐，使得扰流器14对在翼12的顶表面24之上通过的气流没有影响；以及第二位置，其中扰流器14向上在翼12的顶表面24之上完全伸展，使得它们影响在翼12的顶表面24之上通过的气流，以便引起由翼12提供的升力的量的减小和在在飞机10上提供的阻力的增加。两个地面扰流器14(即一个在每个翼12上)一般一前一后地一起移动到相同的位置内。这种类型的对称运动是期望的，因为两个地面扰流器14的任何非对称定位可导致飞机10的不稳定和危险的飞行条件。
如在上文中在“发明背景”章节中更详细描述的，四个多功能扰流器16-22一般不仅位于收进或缩回的位置上，而且位于完全展开的位置上(类似于地面扰流器14)，以也减小升力并帮助停止飞机，但它们也可一般被设置到在两者之间的任何位置以不仅减小升力而且在变化的程度上增加阻力，甚至与飞行中的飞机平齐(取决于多功能扰流器16-22的展开或伸展的量)，而且也用于在飞行期间控制飞机10的滚转。这一般由驾驶员或副驾驶员使用他/她的压杆或轭控制器手动地实现。通常，每个多功能扰流器16-22的位置与由驾驶员使用控制杠杆给出的命令成比例。
参考图2，示出了根据本发明的实施方案飞机飞行控制系统30的一部分的方框图，飞机飞行控制系统30具有体现在其中的地面升力卸减功能逻辑32。飞机飞行控制系统可包括根据本发明的实施方案的电传(“FBW”)控制系统。因此，FBW飞行控制系统为了冗余目的(即在计算机30之一出故障的情况下，则其它两个计算机30中的一个或两个可继续控制飞机10)一般包括多个飞行控制计算机30，例如三个这样的计算机30。如果地面升力卸减功能逻辑32体现在FBW飞行控制系统中，则那个逻辑32可体现在飞行控制计算机30上运行的软件中。然而应理解，GLD逻辑32可体现在电气或电子硬件上，如根据本文的教导对本领域中的普通技术人员明显的。此外，在本发明的实施方案中可利用除了FBW系统(例如更传统的机械或水力机械飞行控制系统)以外的某种类型的飞机飞行控制系统。也就是说，在本发明的最广泛的实施方案中，GLD功能逻辑32不需要体现在FBW类型的飞机飞行控制系统中。然而，如果GLD功能逻辑32体现在FBW类型的飞机飞行控制系统中，则逻辑32应设计成符合通常在这样的FBW控制系统中找到的分离和冗余的一般和基本原理。
例如，体现在FBW飞行控制系统中的GLD功能函数32可倾向于错误的条件，例如当飞机在空中时的伪“地面上”信号或当飞机在地面上时GLD功能的所通告的损失。GLD逻辑32应设计成考虑这些和其它错误条件并确保它们不出现或如果它们出现，则它们不引起飞机的问题。
图2示出可在一个或多个信号总线34上被提供到飞行控制计算机系统30的多个飞机输入信号。如已知的，在这些总线34上的信号可包括来自飞行控制计算机30所需的与反馈设备和输入设备相关的各种传感器(例如由驾驶员使用来指挥多功能扰流器16-22到期望位置的在驾驶员座舱中的飞行控制杠杆)的大量信号以正确地控制飞机10。
在总线34上的信号可被提供到在飞行控制计算机30内的输入信号测量(“ISM”)功能块36。ISM功能块36可用于以各种方式调节飞机输入信号34。例如，ISM功能块36可由在输出信号线38-42上的ISM36将增强的数据(例如所选择、提议、过滤的数据等)连同每个信号的相关数据有效性位一起提供到在飞行控制计算机30内的各种其它功能，例如在飞行控制计算机30内的GLD逻辑32和控制定律(“CLAW”)功能逻辑44。在下文中关于图3和4更详细描述的GLD功能逻辑32可将在线46上的输出信号提供到CLAWS功能逻辑44。CLAWS功能逻辑44可将在各种信号线或一个或多个信号总线48上的输出信号提供到飞机的总飞行控制系统的其它部件(例如在飞机10上的各种飞行控制表面的致动器)。
参考图3，示出了来自图2的飞机输入信号34和ISM功能逻辑36。在来自ISM功能逻辑36的线38上的信号也被示为提供到GLD功能逻辑32。GLD功能逻辑32包括可用于定义在一个或多个ISM输出信号38的有效性的损失的情况下来自ISM功能逻辑36的每个增强的数据信号38的默认值。可例如基于故障的大部分可能的关键组合的安全效应来定义默认情况。在来自GLD数据生效逻辑50的每个线或信号总线52、54、56上的一个或多个输出信号可分别被提供到“GLD扩展命令”逻辑58、“GLD配备”逻辑60和“GLD状态逻辑”62。
GLS状态逻辑62也对来自GLD配备逻辑60在线64上的信号和功能做出响应以评估飞行控制计算机30正确地操作GLD逻辑功能32的能力(即以提供GLD配备功能60和GLD伸展命令58逻辑)。GLD状态逻辑62可基于由GLD功能逻辑32使用的飞机信号的可用性或有效性。具体地，当太多的信号38被失去时，GLD逻辑32不再能够正确地操作，且GLD状态逻辑62在线66、68上对由在驾驶员座舱中的驾驶员看到和/或听到的通告设备产生一对警告信号(即“GLD GS(地面扰流器)不可用”信号66和“GLD MFS(多功能扰流器)不可用”信号68)。
通常且根据本发明的实施方案，GLD配备逻辑60给飞机飞行控制系统提供自动检测飞机10何时需要GLD功能32被激活与否的能力。也就是说，逻辑60自动检测飞机10何时在飞行阶段中，其中飞机将最终需要使地面扰流器14和/或多功能扰流器16-22被展开或激活到完全伸展的位置以当飞机在地面上时帮助停止飞机10。配备GLD功能32的某个飞机飞行条件的这个自动检测与现有技术相反，其中驾驶员之一必须识别出飞机在飞行阶段中或将进入飞行阶段，其中扰流器14-22需要被展开且驾驶员然后通过使用开关或杠杆或某个其它类型的手动操作的机构来手动地配备地面升力卸减功能。
例如且根据本发明的实施方案，当飞机10在其飞行阶段中为随后的着陆阶段作准备时，GLD配备逻辑60自动配备GLD功能32。此外，GLD配备逻辑60在起飞必须由于任何原因被终止或拒绝的情况下在飞机起飞时自动配备GLD功能32。在这两个飞机飞行阶段期间总是配备GLD功能32，因为预期飞机10将在飞行之后着陆或飞机10的起飞可被终止。当同样被配备时，然后扰流器14-22可然后被激活用于伸展以当飞机在地面上时协助停止飞机10。
此外，根据本发明的实施方案，当飞机10在已经在地面上的滑行阶段中时(例如在飞机10已着陆并接着向登机门或其它最终停止点方向前进之后)，GLD配备逻辑60自动解除配备GLD功能32。也就是说，扰流器14-22不需要在操作的滑行阶段中停止飞机10。当飞机在停放阶段中时，GLD配备逻辑60也自动解除配备GLD功能32。再次，扰流器14-22不需要在停放阶段中来停止飞机10。因此，解除配备GLD功能32是可接受的。
在图3中，GLD配备逻辑60将在线70上的配备/解除配备信号提供到GLD伸展命令逻辑58。这个逻辑70也使用来自GLD生效逻辑50的在线52上的信号来将在线72上的“GLD GS(地面扰流器)”信号提供到控制在飞机10上的两个地面扰流器14的操作(即位置)的机构。类似地，GLD伸展命令逻辑58将在线74上的“GLD MFS(多功能扰流器)”信号提供到控制在飞机10上的八个(即四对)多功能扰流器16-22的操作或定位。
再次参考图3的GLD配备逻辑60，如在上文中讨论的，这个逻辑60给飞机飞行控制系统提供自动检测飞机10何时需要GLD功能被激活与否的能力。逻辑60主要通过检测飞机10当前所处于的飞行阶段来完成此。这通过给GLD配备逻辑60提供多个飞机输入信号34通过ISM 36和GLD数据生效逻辑50且在到GLD配备逻辑60的一个或多个信号线54上来实现。GLD配备逻辑60利用这些各个飞机输入信号34中的每个的当前状态来确定GLD逻辑32是否应被配备。
例如且根据本发明的各种实施方案，GLD配备逻辑60可在它的配备/解除配备决策中利用的一些飞机输入信号34包括一般起源于飞机的起落装置系统的轮上重量信号(或轮外重量信号)。其它输入信号一般包括：左轮和右轮的速度、来自由驾驶员或副驾驶员指挥的突进杠杆位置的突进杠杆角位置；来自空气数据系统的真实空气速度；以及通常由无线电高度计提供的在地面之上的飞机10的当前高度。这些单独的飞机输入信号34中的一些可合并在一起用于由GLD配备逻辑60使用。此外，可在确定特定的信号值是否应被使用(即如果是有效的，则被使用，如果是无效的则不被使用)时使用各种一个或多个飞机输入信号34中的每个的有效性。仍然进一步地，飞机输入信号34中的某些输入信号的有效性可与这些某些飞机输入信号的当前的实际值合并，且这样的合并的信号由GLD配备逻辑60使用。
GLD配备逻辑60可使用这些飞机输入信号34的各个输入信号的当前值并在做出关于是否配备GLD逻辑32或解除配备GLD逻辑32的决定时比较它们与预先编程的阈值。例如，轮速信息可三五成群地与某个设定阈值比较以在确定飞机10是否起飞时协助GLD配备逻辑60。此外，GLD配备逻辑60可为这些飞机输入信号中的一些或全部利用确认时间的各种量。也就是说，GLS配备逻辑60可能需要某个输入信号34在预定的一段时间内是有效的(以避免不是“真实”信号的寄生或瞬时信号)，或在将信号或决策接受为实际上在可用于进行另一逻辑决策并最终影响GLD配备逻辑60是否确定GLD逻辑32是否应被配备或解除配备的逻辑状态中之前，在逻辑60内的中间决策在预定的一段时间(即确认时间或持续时间)内是有效的。以这种方式，GLD配备逻辑60可被使得是鲁棒的或不受例如由于飞行系统失灵或飞机10和/或驾驶员输入配置而引起的寄生瞬变现象的影响。例子是，GLD逻辑32在飞机实际上在飞行阶段中在空中时可能接收飞机10在地面上的错误信号。因此，如果GLD配备逻辑60将此解释为有效的条件，则扰流器14-22可能对在飞行中的飞机10不合乎需要地展开。这是对飞机10可能危险的条件，且必须使GLD配备逻辑60拒绝这样的寄生信号并防止它可能危害飞机10。
对某些信号使用确认时间或持续时间的另一原因是，某些条件可存在，其中信号必须在一段时间内是有效的，以解释各种外部条件。例如，飞机10可着陆在湿的或覆盖着冰的跑道上，其中飞机10的轮子可以在飞机10着陆之后的前几秒内不旋转。这个条件仍然是有效的着陆，但GLD逻辑32必须考虑轮在几秒内不旋转的可能性。在特定的决策过程中使用的主要信号由于无论什么原因是无效的情况下，其它飞机输入信号34用作“备份”。
因此，根据前述内容且如在上文关于本发明的实施方案(其中当飞机10在飞行中时或当它起飞时，GLD逻辑32被配备)讨论的，关于应被利用的一个或多个飞机输入信号34连同分别相关的阈值和/或确认时间对本领域中的普通技术人员应明显，这些输入信号34应在预定的一段时间内在特定的值之上或之下和/或处。类似的情况对当GLD逻辑32被解除配备时存在。
仍然参考图3，GLD伸展命令逻辑58确定地面扰流器14和/或多功能扰流器16-22何时应被激活(即移动到伸展或展开位置)或去激活(即移动到它们的收进或缩回位置)。逻辑58响应于来自GLD配备逻辑60的在线70上的配备/解除配备的信号且也响应于与飞机输入信号34一起起源的在线52上的一个或多个信号来执行它的功能。换句话说，GLD伸展命令逻辑58使用GLD配备逻辑60提供下列指示：GLD逻辑32被配备以然后由GLD伸展命令逻辑58授权扰流器14-22的激活或去激活。
类似于在上文中详细讨论的GLD配备逻辑60，GLD伸展命令逻辑58在它的逻辑决策过程中使用各种飞机输入信号34的当前值来决定是否展开或缩回扰流器14-22。一般，在飞机起飞时，虽然被配备，扰流器14-22被锁到它们的去激活状态，因为扰流器是不需要的，除非起飞需要由于无论什么原因而被停止。
有一个值得注意的条件，其中相对“轻重量”飞机10在起飞模式中且起飞被拒绝，使得在飞机10离开地面之前飞机10必须停止。在这种情况下，地面扰流器14必须伸展且在线72(图3)上的相关GLD GS Cmd信号需要有相对高的整体性。在这个条件下，在线72上的GLD GS Cmd信号需要有相对不受噪声影响的“无线电高度计高度”条件或可引起寄生信号的其它条件。当有来自无线电高度计的至少两个无线电高度信号时，在GLD伸展命令逻辑58中的误比较监控器覆盖这个情况，因为无线电高度计信号不能在多于确认或持续时间内保持错误和有效。但在只有一个有效无线电高度高度计信号(例如调度情况)或不再有有效的无线电高度信号(例如在误比较故障之后)的情况下，当轮上重量信号在最大的一段时间内变成轮外重量信号并被限制到起飞时，地面扰流器展开命令条件仍然被满足。
在“地面上”条件时至少一个或两个起落装置的合并确保当飞机稳定时完全地面升力卸减权限出现。在相对轻的飞机10的情况下，轮上重量信号可以是无用的，因为它不能检测到在飞机触地时的齿轮压缩。多功能扰流器伸展逻辑58依赖于与通过无线电高度计的地面检测组合的在两个齿轮上的轮速检测或在一个齿轮上的轮上重量。特定时间段的时间窗的使用允许在着陆期间以及在起飞期间在两个主要齿轮上的轮速的检测。时间窗的时间周期允许这个逻辑在起飞期间被抑制，因为轮离地升空之后仍然转动，且逻辑在起飞之后在突进杠杆空闲的情况下将是来自关键事件的单个故障。
因此，考虑到无线电高度计的故障和被拒绝的起飞条件，前述内容描述了在相对轻的飞机配置中的轮上性能的特定处理。
参考图4，示出了根据本发明的实施方案的在实现地面升力卸减功能逻辑32的方法200中执行的步骤的流程图。方法200可例如在飞行控制部件30上运行的软件中实现。根据本文的教导，方法200的其它软件和/或硬件是可能的。在输入步骤204之后，执行进行检查以查看飞机10是否在滑行阶段中或在停放阶段中的步骤。如果是，则方法200接着执行步骤212，其中GLD功能被解除配备。方法200然后分支回到检查飞机操作的滑行或停放阶段的步骤208。
如果替代地，作为步骤208的结果，飞机10不在滑行阶段或停放阶段中，然后执行步骤216，其中进行检查以查看飞机10是否在飞行中阶段的起飞阶段中。如果不，则方法200分支回到步骤208，其中它检查飞机是否在滑行或停放阶段中。如果是，则方法200然后执行步骤220，其中它配备GLD逻辑功能32。
方法200接着在步骤224中检查突进是否在空闲位置上(如由在上文中讨论的TLA信号指示的)且至少一个主要起落装置在地面上。突进在空闲位置上，且在地面上的至少一个主起落装置是在本发明的实施方案中使用的指示飞机10的被拒绝的起飞条件的示例性飞机输入信号34(图2和3)。如果不，则方法200返回到步骤224。如果是，则确定飞机10在地面上，且因此方法然后执行步骤228，其中地面扰流器14被激活(即完全伸展)。
方法200然后在步骤232中检查两个主起落装置是否在地面上。如果是，则方法200执行步骤236，其激活地面扰流器14和多功能扰流器16-22。在地面上的两个主起落装置是飞机从在飞行阶段中刚刚登陆在地面上的指示。如果不，方法200分支回到步骤208，其中它检查飞机是否在滑行或停放阶段中。
如本领域中的技术人员将认识到的，本发明的方面可被体现为系统、方法或计算机系统程序。相应地，本发明的方面可采取完全硬件实施方案、完全软件实施方案(包括固件、常驻软件、微代码等)或组合通常在本文都可被称为“电路”、“模块”或“系统”的软件和硬件方面的实施方案的形式。此外，本发明的方面可采取体现在一个或多个非临时计算机可读介质中的计算机程序产品的形式，非临时计算机可读介质具有体现在其上的计算机可读程序代码。计算机程序产品可以例如由控制系统例如图2的飞行控制计算机系统30来执行。
可利用一个或多个计算机可读介质的任何组合。计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或非临时计算机可读存储介质。非临时计算机可读存储介质可以是例如但不限于电子、磁性、光学、电磁、红外或半导体系统、装置或设备或前述项的任何适当组合。计算机可读存储介质的更特定的例子(非详尽的列表)将包括下列项：具有一个或多个电线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦除可编程只读存储器(EPRPM或闪存)、光纤、便携式光盘只读存储器(CD-ROM)、光学存储设备、磁性存储设备或前述项的任何适当组合。在本文件的上下文中，计算机可读存储介质可以是可包含或存储用于由或结合指令执行系统、装置或设备使用的程序的任何有形介质。
计算机可读信号介质可包括传播数据信号，其具有体现在其中例如在载波的基带中或作为载波的部分的计算机可读程序代码。这样的传播信号可采取多种形式中的任一个，包括但不限于电磁、光学或其任何适当的组合。计算机可读信号介质可以是任何计算机可读介质，其不是计算机可读存储介质且可传递、传播或传送程序用于由或结合指令执行系统、装置或设备使用。
可使用任何适当的介质，包括但不限于无线、有线线路、光纤电缆、RF等或前述项的任何适当组合，来传输体现在计算机可读介质上的程序代码。
可以用一种或多种编程语言，包括面向对象的编程语言例如Java、Smalltalk、C++等和常规过程编程语言例如“C”编程语言或类似的编程语言，来编写用于执行本发明的方面的操作的计算机程序代码。程序代码可直接在计算机例如图2的飞行控制计算机30上执行。
下面参考根据本发明的实施方案的方法、装置(系统)和计算机程序程序产品的流程图图示和/或方框图来描述本发明的方面。将理解，流程图图示和/或方框图的每个块及在流程图图示和/或方框图中的块的组合可由计算机程序指令实现。这些计算机程序指令可被提供到通用计算机、专用计算机的处理器或其它可编程数据处理装置以产生机器，使得经由计算机的处理器或其它可编程数据处理装置执行的指令创建用于实现在一个或多个流程图和/或方框图块中规定的功能/行动的模块。
这些计算机程序指令也可存储在计算机可读介质中，计算机可读介质可指示计算机、其它可编程数据处理装置或其它设备以特定的方式运行，使得存储在计算机可读介质中的指令产生包括指令的制品，指令实现在一个或多个流程图和/或方框图块中规定的功能/行动。
计算机程序指令也可装载到计算机(例如图2的飞行控制计算机系统30)、其它可编程数据处理装置或其它设备上以使一系列操作步骤在计算机、其它可编程装置或其它设备上执行以产生计算机实现的过程，使得在计算机或其它可编程装置上执行的指令提供用于实现在一个或多个流程图和/或方框图块中规定的功能/行动的过程。
这个书写的描述使用例子来公开本发明，包括最佳模式，且也使本领域中的任何技术人员能够完成和使用本发明。本发明的可以取得专利的范围由权利要求限定，并可包括本领域中的技术人员想到的其它例子。这样的其它例子被规定为在权利要求的范围内，如果它们具有不同于权利要求的文字语言的结构元件，或如果它们包括具有与权利要求的文字语言的非实质差异的等效结构元件。本文所提到的所有引用通过引用被明确地并入本文。

Claims (17)

1.一种飞机的飞行控制系统，包括：
至少一个飞行控制计算机，其执行地面升力卸减功能，所述地面升力卸减功能使位于所述飞机的翼上的扰流器伸展到在所述翼之上通过的气流内；
其中所述至少一个飞行控制计算机包括对指示飞机高度信号和轮速信号的至少一个的输入信号做出响应以使得在所述飞机的选自所述飞机在飞行阶段之后的地面上阶段和所述飞机的起飞阶段的操作阶段期间自动配备所述地面升力卸减功能的配备逻辑，使得所述扰流器可展开到它的伸展位置，以使得在所述飞机起飞之前终止所述起飞时协助停止所述飞机，
其中所述输入信号在预定的一段时间内在特定值之上或在该特定值之下或在该特定值处；以及
其中所述至少一个飞行控制计算机包括扰流器展开逻辑，所述扰流器展开逻辑对来自所述配备逻辑的指示所述地面升力卸减功能被配备的配备信号做出响应，使得在所述飞机的所述翼之上通过的气流内把所述扰流器展开到它的伸展位置，从而当所述飞机在地面上时协助停止所述飞机。
2.如权利要求1所述的飞行控制系统，其中所述扰流器包括地面扰流器和多功能扰流器中的至少一个。
3.如权利要求1所述的飞行控制系统，其中所述至少一个飞行控制计算机包括对所述输入信号做出响应以使得在所述飞机的另外选自滑行阶段和停放阶段的操作阶段期间自动解除配备地面升力卸减功能的配备逻辑。
4.如权利要求1所述的飞行控制系统，其中所述扰流器展开逻辑也对来自在飞机中的驾驶员座舱中的杠杆的信号做出响应，其中所述杠杆由所述驾驶员座舱中的驾驶员可移动。
5.如权利要求4所述的飞行控制系统，其中当所述地面升力卸减功能被配备以由所述驾驶员座舱中的所述驾驶员把所述扰流器移动到与所述杠杆的运动的量成比例的位置上时，所述扰流器展开逻辑也对来自在所述驾驶员座舱中的所述杠杆的信号做出响应，从而影响在所述飞机的所述翼上的升力和阻力的量。
6.如权利要求1所述的飞行控制系统，其中所述飞行控制计算机包括电传飞行类型的飞行控制系统的用于所述飞机的部分。
7.如权利要求1所述的飞行控制系统，其中所述输入信号还包括指示所述飞机的重量的轮上重量信号。
8.如权利要求7所述的飞行控制系统，
其中，当所述飞机高度信号是无效的且所述轮上重量信号不给出所述飞机的重量的指示时所述扰流器展开逻辑可操作来响应于具有预定特性的轮速信号来展开位于所述翼上的所述扰流器。
9.一种用于实现飞机的飞行控制系统内的地面升力卸减功能的方法，所述方法包括：
检查所述飞机是否在滑行阶段或停放阶段，且如果是，则自动解除配备所述地面升力卸减功能；以及
检查所述飞机是否在起飞阶段或飞行中阶段，且如果是，则自动配备所述地面升力卸减功能，
其中，自动配备所述地面升力卸减功能基于指示在地面之上的所述飞机的高度的飞机高度信号、指示所述飞机的重量的轮上重量信号和指示所述飞机的一个或多个轮的速度的轮速信号中的至少一个，
其中，所述飞机高度信号、所述轮上重量信号和所述轮速信号中的至少一个在预定的一段时间内在特定值之上或在该特定值之下或在该特定值处。
10.如权利要求9所述的方法，其中当所述飞机高度信号是无效的且所述轮上重量信号不给出所述飞机的重量的指示时，响应于具有预定特性的轮速信号来展开位于所述飞机的翼上的扰流器。
11.如权利要求9所述的方法，还包括检查被指挥的突进杠杆位置是否在空闲位置以及在所述飞机上的至少一个主起落装置是否在地面上，且如果是，则把所述飞机上的至少两个地面升力扰流器激活到完全展开位置。
12.如权利要求9所述的方法，还包括检查在所述飞机上的两个主起落装置是否都在地面上，且如果是，则把至少两个地面扰流器激活到完全展开位置且也把多个多功能扰流器中的至少一些激活到完全展开位置。
13.如权利要求9所述的方法，其中如果检查所述飞机是否在起飞阶段或飞行中阶段的结果指示所述飞机既不在起飞阶段也不在飞行中阶段中，则所述方法分支回到检查所述飞机是否在滑行阶段或停放阶段的步骤。
14.如权利要求9所述的方法，其中在自动配备所述地面升力卸减功能之后，所述方法分支回到检查所述飞机是否在滑行阶段中或在停放阶段中的步骤。
15.如权利要求11所述的方法，其中如果检查被指挥的突进杠杆位置是否在空闲位置以及在所述飞机上的至少一个主起落装置是否在地面上的结果指示所述被指挥的突进杠杆位置不在空闲位置以及所述至少一个主起落装置不在地面上，则所述方法分支回到检查被指挥的突进杠杆位置是否在空闲位置以及在所述飞机上的至少一个主起落装置是否在地面上的步骤。
16.如权利要求12所述的方法，还包括如果检查在所述飞机上的两个所述主起落装置是否都在地面上的步骤的结果指示两个所述主起落装置都不在地面上，则所述方法分支回到检查所述飞机是否在滑行阶段或停放阶段的步骤。
17.如权利要求12所述的方法，其中在把所述至少两个地面扰流器激活到完全展开位置且也把多个多功能扰流器中的至少一些激活到完全展开位置的步骤之后，所述方法分支回到检查所述飞机是否在滑行阶段或停放阶段的步骤。
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Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20150321748A1 (en) * 2014-05-08 2015-11-12 Honeywell International Inc. Speed brake alerting system and method
IL242167B (en) * 2015-10-20 2021-07-29 Israel Aerospace Ind Ltd Operating method for extended flight range for single-pilot aircraft and useful systems for this purpose
EP3472681B1 (en) * 2016-06-21 2020-08-19 Bombardier Inc. Control laws for pedal-to-roll coupling
US10671090B2 (en) * 2017-09-01 2020-06-02 Embraer S.A. Automatic command for lift control devices
US10940939B2 (en) 2017-12-11 2021-03-09 Textron Innovations, Inc. Ground spoiler control architecture for aircraft
CN109240327B (zh) * 2018-09-11 2021-10-12 陕西千山航空电子有限责任公司 一种固定翼飞机飞行阶段识别方法
US11066189B2 (en) * 2018-12-07 2021-07-20 The Boeing Company Flight control system for determining estimated dynamic pressure based on lift and drag coefficients
US11945571B2 (en) * 2018-12-19 2024-04-02 Safran Electronics & Defense Piloting device designed to be integrated into a preexisting aircraft
CN110949659A (zh) * 2019-12-06 2020-04-03 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种后缘襟翼控制方法
CN112596890B (zh) * 2021-01-08 2024-07-23 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种飞行程序操作逻辑结构化方法及系统
CN114269000B (zh) * 2021-12-01 2024-08-23 飞天联合（北京）系统技术有限公司 飞行器的无线网络接入方法及装置
US20230316937A1 (en) * 2022-04-04 2023-10-05 The Boeing Company System and method of response to an unstable approach during an approach to landing for an aircraft
CN115258193B (zh) * 2022-09-27 2022-12-06 珠海翔翼航空技术有限公司 基于复合参数的飞机操纵面状态检查动作检测方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3618880A (en) * 1970-05-11 1971-11-09 Boeing Co Speed brake system for aircraft spoilers
EP1310848A1 (en) * 2001-11-13 2003-05-14 Goodrich Actuation Systems Ltd Aircraft flight surface control system
CN102422017A (zh) * 2009-03-18 2012-04-18 维斯塔斯风力系统有限公司 风轮机叶片控制
CN102745326A (zh) * 2011-04-18 2012-10-24 克拉弗哈姆有限公司 有源格尼襟翼

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6206329B1 (en) * 1995-09-15 2001-03-27 Jean-Pierre Gautier Process and device for the control of the rudder of an aircraft

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3618880A (en) * 1970-05-11 1971-11-09 Boeing Co Speed brake system for aircraft spoilers
EP1310848A1 (en) * 2001-11-13 2003-05-14 Goodrich Actuation Systems Ltd Aircraft flight surface control system
CN102422017A (zh) * 2009-03-18 2012-04-18 维斯塔斯风力系统有限公司 风轮机叶片控制
CN102745326A (zh) * 2011-04-18 2012-10-24 克拉弗哈姆有限公司 有源格尼襟翼

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